Блокировочное устройство



Блокировочное устройство
Блокировочное устройство
Блокировочное устройство
Блокировочное устройство
Блокировочное устройство

 


Владельцы патента RU 2456214:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Заявленное изобретение относится к области самолетостроения, более конкретно к блокировочному устройству для гондолы двигателя летательного аппарата. Блокировочное устройство (13) включает в себя блокировочную систему (16), предназначенную для установки на первом подвижном элементе (11), и удерживающий элемент (17), предназначенный для установки на втором подвижном элементе (12). Блокировочная система (16) содержит первый крюк (18), выполненный с возможностью входить в зацепление с удерживающим элементом для замыкания блокировочного устройства, а также второй крюк (19), смещенный относительно первого крюка (18), чтобы входить в зацепление с удерживающим элементом в случае поломки первого крюка (18). Технический результат заключается в создании компактного блокировочного устройства, удовлетворяющего требованиям безопасности во время полета. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к блокировочному устройству, содержащему по меньшей мере одну блокировочную систему, предназначенную для установки на первом подвижном элементе, и удерживающий элемент, предназначенный для установки на втором подвижном элементе, причем блокировочная система содержит первый крюк, выполненный с возможностью входить в зацепление с удерживающим элементом для замыкания блокировочного устройства.

Блокировочное устройство такого типа применяется, в частности, для оснащения гондолы, предназначенной для летательного аппарата.

Летательный аппарат приводят в движение несколько турбореактивных двигателей, каждый из которых находится в гондоле, которая также вмещает узел дополнительных исполнительных устройств, связанных с ее работой и обеспечивающих различные функции во время работы или простоя турбореактивного двигателя. Эти дополнительные исполнительные устройства, в частности, содержат механическую систему для приведения в действие реверсоров тяги.

В общем, гондола имеет трубчатую конструкцию, содержащую воздухозаборник, расположенный по потоку перед турбореактивным двигателем, среднюю секцию, окружающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, вмещающую устройство реверсирования тяги и окружающую камеру сгорания турбореактивного двигателя, и обычно завершается эжекционным соплом, выпускное отверстие которого расположено по потоку после турбореактивного двигателя.

Современные гондолы часто предназначены для размещения двухконтурного турбореактивного двигателя, вырабатывающего посредством вращающихся лопастей вентилятора поток горячего воздуха (также называемый первичным потоком), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя.

Гондола, как правило, имеет наружную конструкцию, называемую наружной неподвижной конструкцией (ННК), которая вместе с внутренней концентрической конструкцией, называемой внутренней неподвижной конструкцией (ВНК), ограничивает кольцевой проточный канал, также называемый проточной частью, предназначенный для прохождения потока холодного воздуха, называемого вторичным потоком, который циркулирует снаружи турбореактивного двигателя. Первичный и вторичный потоки выбрасываются из турбореактивного двигателя сзади гондолы.

Таким образом, каждый двигательный узел летательного аппарата образован гондолой и турбореактивным двигателем и подвешен на неподвижной конструкции летательного аппарата, например под крылом или на фюзеляже, посредством пилона или мачты, закрепленной на турбореактивном двигателе или гондоле.

Задняя секция наружной конструкции гондолы обычно выполнена из одной первой и одной второй створок, по существу, полуцилиндрической формы, расположенных с каждой стороны продольной плоскости симметрии гондолы и подвижно установленных с возможностью раскрытия от рабочего положения до положения технического обслуживания, обеспечивающего доступ к турбореактивному двигателю. Эти две створки обычно установлены с возможностью поворота вокруг продольной оси, образующей шарнир в верхней (на 12 часов) части реверса. Створки удерживаются в закрытом положении блокировочными устройствами, расположенными, по меньшей мере, вдоль соединительной линии в нижней (на 6 часов) части.

Задняя и средняя секции соединены неподвижной рамой. Передний край задней секции является особенно чувствительной зоной, так как он оснащен средствами для позиционирования каждой створки относительно неподвижной рамы. Сами позиционирующие средства, образованные кольцевым ребром V-образного профиля и канавкой с комплементарной формой и комплементарным профилем, известны из уровня техники. Когда створки расположены близко друг к другу, каждое ребро входит в зацепление с соответствующей канавкой, при этом каждая створка удерживается на месте во время полета летательного аппарата.

Для удержания створок на месте в области их переднего края, по меньшей мере в нижней зоне стыка, предусмотрено блокировочное устройство.

Во время полета стенки гондолы подвергаются большим нагрузкам, возникающим при прохождении воздуха или газа под давлением, при этом существует необходимость в обеспечении дополнительных блокировочных устройств, предназначенных дополнять указанное блокировочное устройство в случае поломки последнего.

Другие блокировочные устройства предусмотрены в области нижней зоны стыка, позади переднего края.

Однако в передней области задней секции может размещаться трубопровод, которым оснащен турбореактивный двигатель. Таким образом, блокировочное устройство, которым снабжен передний край, расположено на некотором расстоянии от других блокировочных устройств, и, следовательно, в области переднего края необходимо предусмотреть еще одно блокировочное устройство.

Из-за больших размеров указанного трубопровода оснастить передний край целым дополнительным блокировочным устройством очень трудно.

Целью изобретения является преодоление всех или некоторых из этих недостатков за счет обеспечения компактного блокировочного устройства, удовлетворяющего требованиям безопасности во время полета.

Для ее достижения предложено блокировочное устройство вышеуказанного типа, отличающееся тем, что блокировочная система содержит по меньшей мере один второй крюк, смещенный относительно первого крюка таким образом, чтобы входить в зацепление с удерживающим элементом в случае поломки первого крюка.

Таким образом, во время полета летательного аппарата только первый крюк подвергается нагрузкам и явлению усталости. В случае разрушения первого крюка второй крюк может выполнять функции первого крюка. Таким образом, одно блокировочное устройство может выполнять функции, обеспечивающие обычную блокировку и безопасность, что повышает компактность узла.

Подобная особенность, кроме того, позволяет уменьшить размер второго крюка, называемого крюком безопасности, по сравнению с первым, что дополнительно улучшает компактность блокировочного устройства.

Согласно одному из признаков заявленного изобретения второй крюк отстоит от первого на расстояние от 0,5 до 1,5 мм, предпочтительно порядка 1 мм.

Блокирующая система предпочтительно содержит исполнительные средства, выполненные с возможностью приведения в действия одновременно первого и второго крюка.

Эта особенность позволяет упростить приведение в действие блокировочного устройства, в то же время снижая риски сбоя при эксплуатации, а также уменьшая общий размер блокировочного устройства.

Согласно одному из вариантов исполнения заявленного изобретения блокировочная система оснащена средствами для установки положения первого и/или второго крюка.

Установочные средства позволяют, в частности, задавать начальное напряжение в области первого крюка. В конкретном случае установка положения первого крюка относительно второго крюка позволяет подвергать напряжению как первый, так и второй крюк. Однако в этом случае необходимо убедиться, что второй крюк подвергается незначительному напряжению. Затем силы распределяются на два крюка и, следовательно, сохраняется возможность уменьшения их габаритов.

Блокировочная система предпочтительно содержит два крюка.

Кроме того, изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя, предназначенной для летательного аппарата и содержащей переднюю секцию воздухозаборника, среднюю секцию, окружающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию, выполненную по меньшей мере из одной первой и одной второй створок, подвижно установленных с возможностью поворота на оси таким образом, что каждая может раскрываться из рабочего положения, в котором створки сомкнуты друг с другом, и положением технического обслуживания, в котором створки разведены, отличающейся тем, что гондола оснащена по меньшей мере одним блокировочным устройством согласно изобретению.

Кроме того, изобретение относится к летательному аппарату, отличающемуся тем, что он содержит по меньшей мере одну гондолу согласно изобретению.

Изобретение будет понятно из дальнейшего описания изобретения со ссылкой на прилагаемые схематичные чертежи, иллюстрирующие в качестве примера один из вариантов исполнения гондолы.

На фиг.1 схематично представлена гондола в продольном разрезе;

на фиг.2 в аксонометрии представлена задняя секции гондолы в разобранном виде;

на фиг.3 представлен вид спереди фиксатора согласно изобретению;

на фиг.4 в аксонометрии представлена часть фиксатора;

на фиг.5 представлен вид сверху указанной части в разрезе.

На фиг.1 показана гондола согласно изобретению, предназначенная для летательного аппарата. Эта гондола имеет трубчатую конструкцию, содержащую воздухозаборник 1 спереди турбореактивного двигателя, среднюю секцию 2, окружающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию 3, вмещающую устройство реверса тяги и окружающую камеру сгорания турбореактивного двигателя, и завершается эжекционным соплом 4, выпускное отверстие которого расположено по потоку сзади турбореактивного двигателя.

Гондола предназначена для размещения в ней двухконтурного турбореактивного двигателя, способного вырабатывать посредством вращающихся лопастей вентилятора поток горячего воздуха (также называемый первичным потоком), выходящий из камеры сгорания турбореактивного двигателя.

Гондола содержит наружную конструкцию 5, называемую наружной неподвижной конструкцией (ННК), которая вместе с внутренней концентрической конструкцией 6, называемой внутренней неподвижной конструкцией (ВНК), ограничивает кольцевой проточный канал 7, также называемый проточной частью, предназначенный для прохождения потока холодного воздуха, называемого вторичным потоком, который циркулирует снаружи турбореактивного двигателя. Первичный и вторичный потоки выбрасываются из турбореактивного двигателя сзади гондолы.

Как более подробно показано на фиг 2, наружная конструкция 5 содержит внутренний капот 8 и наружный капот 9.

Таким образом, каждый узел летательного аппарата, образующий реактивную струю, состоит из гондолы и турбореактивного двигателя и подвешен на неподвижной конструкции воздушного судна, например под крылом или на фюзеляже посредством пилона или мачты 10, закрепленной на турбореактивном двигателе или гондоле.

Как показано на фиг.2, задняя секция 5 наружной конструкции гондолы состоит из первой и второй створок 11, 12, по существу, полуцилиндрической формы, расположенных с каждой стороны продольной вертикальной плоскости симметрии гондолы и подвижно установленных с возможностью раскрытия от рабочего положения до положения технического обслуживания, обеспечивающего доступ к турбореактивному двигателю. Каждая из двух створок 11, 12 установлена с возможностью поворота вокруг оси А, образующей шарнир в верхней (на 12 часов) части реверсора. Створки удерживаются в закрытом положении блокировочными устройствами 13, расположенными, по меньшей мере, вдоль линии соединения в нижней (на 6 часов) части.

Средняя и задняя секции 2, 3 обычно соединены друг с другом неподвижной рамой 14, причем первая и вторая створки 11, 12 оснащены позиционирующими средствами, которые в рабочем положении взаимодействуют с комплементарными позиционирующими средствами, выполненными в области переднего края створок.

Как известно, эти позиционирующие средства включают в себя скошенное кольцевое ребро, в общем, клиновидного профиля, комплементарные позиционирующие средства с канавкой, имеющей комплементарные форму и профиль.

Более конкретно, кольцевое ребро расположено в области переднего края 15 внутреннего капота 8 наружной конструкции 5.

Гондола оснащена блокировочным устройством 13, содержащим блокировочную систему 16, расположенную на первой створке 11, и удерживающий элемент 17, расположенный на второй створке 12.

Как показано на фиг.4 и 5, блокировочная система 16 содержит первый крюк 18, выполненный с возможностью входить в зацепление с удерживающим элементом 17, для обеспечения фиксации блокировочного устройства, и второй крюк 19, смещенный относительно первого крюка 18, выполненный с возможностью входить в зацепление с удерживающим элементом 17 в случае поломки первого крюка 18.

Смещение d между двумя крюками 18, 19 показано более подробно на фиг.5, где проиллюстрировано блокировочное устройство 13 в блокирующем положении. Это смещение d составляет от 0,5 до 1,5 мм, предпочтительно порядка 1 мм. Как показано на этом чертеже, размер второго крюка 19 может быть меньше размера первого крюка 18.

Как показано на фиг.3, блокировочная система 16 содержит исполнительные средства 20, выполненные с возможностью одновременного приведения в действие первого и второго крюка.

Эти исполнительные средства 20 имеют рукоятку 21, доступную оператору с наружного капота 9 гондолы, причем рукоятка 21 соединена с двумя управляющими тягами 22, 23, каждая из которых соединена с группой шатунов 24. Каждая группа шатунов 24 соединена с одним из крюков 18, 19, причем шатуны 24 шарнирно установлены на коромысле 25, закрепленном на первой створке 11 посредством неподвижных осей 26, 27.

Перемещение ручки 21 приводит в действие каждый крюк 18, 19.

Кроме того, блокировочная система 16 содержит средства для установки положения первого и второго крюка. Установочные средства содержат образующий упор элемент 28, положение которого можно регулировать посредством установочного троса 29. Эти установочные средства позволяют, в частности, устанавливать положение второго крюка 19 относительно первого крюка 18.

В частном случае положение крюков 18, 19 можно регулировать таким образом, что в блокирующем положении блокировочного устройства 13 первый крюк 18 принимает на себя основную часть блокирующего усилия, а второй крюк 19 - меньшую часть этого усилия.

Очевидно, что изобретение не ограничено только этим вариантом исполнения гондолы турбореактивного двигателя, который раскрывается выше в качестве примера, а, напротив, охватывает все варианты осуществления изобретения.

1. Гондола турбореактивного двигателя, предназначенная для оснащения летательного аппарата и содержащая переднюю секцию (1) воздухозаборника, среднюю секцию (2), окружающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю секцию (3), выполненную по меньшей мере из одной первой и одной второй створок (11, 12), подвижно установленных с возможностью поворота на оси (А) и раскрытия каждой от рабочего положения, в котором створки (11, 12) сомкнуты друг с другом, до положения технического обслуживания, в котором створки (11, 12) отведены друг от друга, указанная гондола содержит по меньшей мере одно блокировочное устройство (13), содержащее по меньшей мере одну блокировочную систему (16), расположенную на первом подвижном элементе (11), и удерживающий элемент (17), расположенный на втором подвижном элементе (12), причем блокировочная система (16) содержит первый крюк (18), выполненный с возможностью входить в зацепление с удерживающим элементом (17) для замыкания блокировочного устройства (13), отличающаяся тем, что блокировочная система (16) содержит по меньшей мере один второй крюк (19), смещенный относительно первого крюка (18) таким образом, что он имеет возможность входить в зацепление с удерживающим элементом (17) в случае поломки первого крюка (18).

2. Гондола по п.1, отличающаяся тем, что второй крюк (19) смещен относительного первого крюка (18) на расстояние (d), составляющее от 0,5 до 1,5 мм, предпочтительно порядка 1 мм.

3. Гондола по п.1 или 2, отличающаяся тем, что блокировочная система (16) предпочтительно содержит исполнительные средства (20), выполненные с возможностью одновременного приведения в действие первого и второго крюков (18, 19).

4. Гондола по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что блокировочная система (16) оснащена средствами для установки положения первого и/или второго крюка (18, 19).

5. Гондола по пп.1 и 2, отличающаяся тем, что блокировочная система (16) содержит два крюка (18, 19).

6. Летательный аппарат, отличающийся тем, что он содержит по меньшей мере одну гондолу по любому из пп.1-5.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя летательного аппарата. .

Изобретение относится к гондоле турбореактивного двигателя (ТРД) с воздухозаборником, направляющим воздушный поток к вентилятору ТРД, и центральным отсеком, который охватывает указанный вентилятор и к которому прикреплен воздухозаборник.

Изобретение относится к гондоле для турбореактивного авиадвигателя (ТРД), в хвосте которой имеется наружная конструкция, образующая вместе с соосной ей внутренней конструкцией, охватывающей заднюю по ходу потока часть ТРД, кольцевой канал воздушного потока, известный также как контур.

Изобретение относится к двухконтурным газотурбинным двигателям высокой и сверхвысокой степени двухконтурности. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к устройству для открывания и закрывания створок гондолы. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя с боковым раскрытием створок. .

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к капоту гондолы для турбореактивного двигателя. .

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к конструкции гондолы. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к устройству и способу управления питанием привода техобслуживания летательного аппарата от сети электропитания летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя

Изобретение относится к устройству управления приводами техобслуживания капотов гондолы турбореактивного двигателя летательного аппарата, а также к гондоле, снабженной таким устройством

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к узлу двигателя самолета с подвижной гондолой двигателя

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле для турбореактивного двигателя летательного аппарата

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к системе привода и управления подвижного капота (1) гондолы турбореактивного двигателя. Система содержит электрически управляемое средство (4) блокирования капота и исполнительный орган (2) для приведения в действие указанного капота. Также система содержит централизованный электронный блок управления (15), обеспечивающий управление работой средств блокирования и исполнительного органа согласно заданной последовательности действий. Изобретение также относится к гондоле, содержащей съемную воздухозаборную конструкцию с такой системой привода. Технический результат заключается в повышении надежности работы приводной системы капота гандолы. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям мотогондол. Нижняя по потоку секция гондолы (100) турбореактивного двигателя летательного аппарата содержит наружную конструкцию (106), концентрическую внутреннюю конструкцию (109), расположенную вокруг нижней по потоку части (111) турбореактивного двигателя и содержащую верхний по потоку отсек (113) относительно небольшого диаметра и нижний по потоку отсек (114) относительно большого диаметра. Внутренняя конструкция (109) совместно с наружной конструкцией (106) образует кольцевой канал (108) воздушного потока. Гондола также содержит направляющую систему (140), предназначенную для соединения внутренней конструкции (109) с нижней по потоку частью (111) турбореактивного двигателя или с частью подвесной стойки. Направляющая система (140) содержит средства, предназначенные для совмещения поступательного движения и поворота внутренней конструкции (109) между рабочим положением и положением технического обслуживания. Обеспечивается возможность доступа к двигателю целиком, что облегчает проведение работ по техническому обслуживанию. 4 н. и 11 з.п. ф-лы, 19 ил.

Гондола содержит воздухозаборник (2), направляющий воздух к вентилятору турбореактивного двигателя, и центральный отсек, который окружает вентилятор и к которому пристыкован воздухозаборник. Воздухозаборник содержит внутреннюю панель (21), которая присоединена к конструкции центрального отсека с помощью крепежных фланцев (4) и образует вместе с ней неподвижную конструкцию гондолы, и наружную панель (20), разъемно прикрепленную к неподвижной конструкции посредством окружной переборки (5), установленной на крепежные фланцы, и включающую в себя губу (2а) воздухозаборника. Конструкция воздухозаборника снабжена по периметру замковыми средствами, каждое из которых содержит замок (10), установленный на внутренней панели или на губе воздухозаборника и предназначенный для взаимодействия с ответными средствами (11) фиксации, установленными, соответственно, на губе воздухозаборника или на внутренней панели. Обеспечивается прочный стык между воздухозаборником и внутренней панелью. 16 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к гондоле турбореактивного двигателя. Гондола содержит воздухозаборник (4), предназначенный для направленной подачи воздушного потока к вентилятору (7) турбореактивного двигателя (8), снабженный входной кромкой (21), расположенной сверху по потоку гондолы (1) и прикрепленной на концевых участках к внешней панели (25) и к внутренней панели (23). Также гондола содержит среднюю конструкцию (5), предназначенную для охвата вентилятора (7), причем воздухозаборник (4) прикреплен к средней конструкции (5) с обеспечением плавности аэродинамических обводов, и указанная средняя конструкция (5) содержит внешний кольцевой канал (11) протекания вторичного потока или потока во втором контуре, средний внешний капот (13), а также нижнюю по потоку секцию (6), к которой прикреплена средняя конструкция. Внешняя панель (25) содержит подвижную часть (25a), прикрепленную к входной кромке (21) воздухозаборника и проходящую ниже по потоку от внутренней панели (23), неподвижную часть (25b), прикрепленную к средней конструкции (5) или к нижней по потоку секции (6), причем за счет сопряженности форм неподвижной части (25b) и подвижной части (25a) обеспечена возможность взаимного зацепления указанных частей. Технический результат заключается в обеспечении более удобного доступа к турбореактивному двигателю. 8 з.п. ф-лы, 7 ил.
Наверх